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基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前缘辅助小翼的存在有效抑制和延迟了流动分离,有效抑制了分离泡,从10°和18°的涡量云图可以看出,前缘辅助小翼上产生的涡对主翼涡有明显的抑制效果.计算提取了在14°、18°攻角下翼型吸力面不同高度的x方向速度,在边界层内相同高度的x方向速度分量值大于原始翼型的,表明沿翼型表面x方向流体拥有更大的动能,有助于主翼在大攻角下提高气动性能.